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RTM成型复合材料T型接头工艺参数优化与力学性能实验研究

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复合材料学报 2009年第3期26卷 13-17页

作者：白江波熊峻江程序彭勃北京航空航天大学飞行器运用系北京100191

对树脂传递模塑(RTM)成型的复合材料T型接头进行了工艺参数优化、制备及力学性能实验研究。应用流动模拟软件,对RTM成型的复合材料T型接头进行了基体流动数值模拟,确定模具最佳注射方式和出胶口位置,并优化了影响树脂充模时间的工艺参数... 详细信息

对树脂传递模塑(RTM)成型的复合材料T型接头进行了工艺参数优化、制备及力学性能实验研究。应用流动模拟软件,对RTM成型的复合材料T型接头进行了基体流动数值模拟,确定模具最佳注射方式和出胶口位置,并优化了影响树脂充模时间的工艺参数,显著提高了RTM接头的工艺性能。根据优化工艺参数结果,制备了RTM成型的复合材料T型接头试样,并进行了拉伸和压缩试验,分析了其破坏机制。根据拉伸和压缩试验现象和结果,发现RTM成型的复合材料T型接头拉伸破坏模式主要为富树脂三角区的树脂与纤维布界面分层,其拉伸破坏主要取决于树脂基体抗剥离分层的拉伸强度;压缩破坏模式为底板中央部位的弯曲分层与折断,其压缩破坏由接头底板中的纤维布抗拉强度决定;T型接头的压缩破坏强度高于拉伸破坏强度。

关键词：复合材料树脂传递模塑(RTM) 流动模拟力学性能 T接头

油箱积水环境下航空铝合金2E12-T3和7050-T7451疲劳性能实验

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航空材料学报 2017年第1期37卷 65-72页

作者：李矿熊峻江马少俊陈勃北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100191 北京航空材料研究院北京100095

典型腐蚀环境下的疲劳性能是航空金属结构疲劳寿命设计的前提,为此,实验测定航空铝合金2E12-T3和7050-T7451光滑试样和缺口试样在干燥大气环境和油箱积水环境下的疲劳性能S-N曲线,观测实验现象,根据实验数据结果进行疲劳性能对比,并对... 详细信息

典型腐蚀环境下的疲劳性能是航空金属结构疲劳寿命设计的前提,为此,实验测定航空铝合金2E12-T3和7050-T7451光滑试样和缺口试样在干燥大气环境和油箱积水环境下的疲劳性能S-N曲线,观测实验现象,根据实验数据结果进行疲劳性能对比,并对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析,研究油箱积水腐蚀环境和载荷联合作用对疲劳性能的影响机理,结果表明:油箱积水环境对材料的疲劳性能产生不利影响,疲劳载荷的降低和试样的缺口均加剧腐蚀环境对材料疲劳性能的不利影响;腐蚀引起的试样表面粗糙状况更容易萌生疲劳裂纹,裂纹尖端发生的电化学反应和氢脆效应加快裂纹扩展,使得疲劳性能降低和疲劳寿命缩短。

关键词：铝合金疲劳腐蚀油箱积水缺口 SEM

4种典型航空钛合金材料高温裂纹扩展性能对比试验

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航空动力学报 2017年第11期32卷 2713-2720页

作者：吕志阳熊峻江马少俊赵延广北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100191 中国航空发动机集团有限公司北京航空材料研究院北京100095 大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室辽宁大连116024

试验测定了4种典型航空钛合金材料(即TC18、TC21、TC4-DT、Ti-6Al-4V/ELI)在两种温度(25℃和250℃)下裂纹扩展性能,在试验数据的基础上,进行裂纹扩展性能对比分析,并对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析,研究了高温和载荷联合作用对裂纹扩... 详细信息

试验测定了4种典型航空钛合金材料(即TC18、TC21、TC4-DT、Ti-6Al-4V/ELI)在两种温度(25℃和250℃)下裂纹扩展性能,在试验数据的基础上,进行裂纹扩展性能对比分析,并对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析,研究了高温和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,结果表明:不同温度下,不同钛合金材料裂纹扩展速率之间存在很大的差异性;与室温断口相比,高温断口表面呈现浅黄色,并伴有大量二次裂纹;钛合金的裂纹扩展性能是受温度和载荷的联合作用影响,裂纹闭合和氧化作用共同决定了其扩展历程。

关键词：钛合金裂纹扩展疲劳高温扫描电镜(SEM)分析

疲劳可靠性设计中的γ-p-S_a-S_m-N曲面理论与二维可靠性Miner公式

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应用数学和力学 1999年第7期20卷 707-712页

作者：熊峻江武哲高镇同北京航空航天大学固体力学研究所

首先提出了γ＿ｐ＿Ｓａ＿Ｓｍ＿Ｎ（置信度＿可靠度＿应力幅值＿应力均值＿疲劳寿命）曲面概念；然后导出了ｐ＿Ｓａ＿Ｓｍ＿Ｎ曲面和γ＿ｐ＿Ｓａ＿Ｓｍ＿Ｎ曲面的极大似然估计式；并给出了指定寿命下的疲劳强度概率分布和二维可靠性... 详细信息

首先提出了γ＿ｐ＿Ｓａ＿Ｓｍ＿Ｎ（置信度＿可靠度＿应力幅值＿应力均值＿疲劳寿命）曲面概念；然后导出了ｐ＿Ｓａ＿Ｓｍ＿Ｎ曲面和γ＿ｐ＿Ｓａ＿Ｓｍ＿Ｎ曲面的极大似然估计式；并给出了指定寿命下的疲劳强度概率分布和二维可靠性Ｍｉｎｅｒ公式，最后。

关键词：可靠性疲劳寿命置信度应力幅值应力均值

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民机飞行载荷谱编制方法

北京航空航天大学学报 2013年第5期39卷 621-625页

作者：刘晓明万少杰熊峻江李强北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100191 上海飞机设计研究院结构强度部上海200232

探索了由同类机型的飞行实测载荷统计数据,推断新设计机型的飞行谱,进而编制其载荷谱的新途径.采用国外同类飞机的飞行实测载荷统计数据,依据类比法,分析和推断出某民机的飞行谱以及各飞行状态连续应力谱;在此基础上,根据民用运输机的TW... 详细信息

探索了由同类机型的飞行实测载荷统计数据,推断新设计机型的飞行谱,进而编制其载荷谱的新途径.采用国外同类飞机的飞行实测载荷统计数据,依据类比法,分析和推断出某民机的飞行谱以及各飞行状态连续应力谱;在此基础上,根据民用运输机的TWIST编谱方法,编制了各飞行状态的突风和机动载荷谱,最终,随机生成了其飞行谱对应的5×5地-空-地载荷谱,从而验证了探索途径的可行性与有效性.采用该方法可以加快民机研制周期.

关键词：民用运输机飞行谱载荷谱 TWIST编谱突风载荷机动载荷

双剪连接件及双耳连接耳片疲劳寿命估算的逐次累计求和算法

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北京航空航天大学学报 2019年第6期45卷 1175-1184页

作者：陈迪李钰张亦波宋颖刚熊峻江北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100083 中国商飞上海飞机设计研究院上海200232 中国航发北京航空材料研究院北京100095

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根... 详细信息

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L(疲劳应力-寿命-应力严重系数)曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。

关键词：疲劳裂纹寿命连接件扫描电子显微镜(SEM)

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光滑与含孔复合材料压-压疲劳实验研究

复合材料学报 1998年第3期15卷 99-102页

作者：熊峻江寇长河程小全杨乃宾高镇同北京航空航天大学固体力学研究所

本文新设计了光滑与含孔两种复合材料试样的抗失稳装置，简述了这两种试样的压－压疲劳实验概况，分析和讨论了其疲劳破坏机理，提出复合材料疲劳损伤的“转捩点”概念。

关键词：压-压疲劳光滑试件含孔试件复合材料疲劳

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铝合金薄板冲击后疲劳试验与谱载寿命

航空学报 2022年第1期43卷 373-386页

作者：张亦波陈迪成正强沈培良熊峻江上海飞机设计研究院机体集成部上海201210 北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100083

对航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板分别进行了4种不同冲击能量的低速冲击试验,并对冲击后薄板进行了静力拉伸、恒幅加载疲劳性能及块谱加载疲劳寿命试验,研究了冲击凹坑尺寸(或冲击能量)对静力性能、疲劳强度以及疲劳寿命的影响;根据... 详细信息

对航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板分别进行了4种不同冲击能量的低速冲击试验,并对冲击后薄板进行了静力拉伸、恒幅加载疲劳性能及块谱加载疲劳寿命试验,研究了冲击凹坑尺寸(或冲击能量)对静力性能、疲劳强度以及疲劳寿命的影响;根据断口形貌和试验观察,分析和讨论了冲击对疲劳特性和损伤机理的影响。为估算冲击后薄板谱载疲劳寿命,在试验基础上提出新的冲击后薄板疲劳性能S-N-Kt表征模型,采用新模型处理试验数据,得到的理论结果与试验数据吻合良好。基于Johnson-Cook本构方程,建立了冲击后铝合金薄板的非线性弹塑性有限元模型,模拟了冲击凹坑附近的残余应力和应力集中;利用冲击后薄板疲劳性能S-N-Kt模型,预测了冲击后的航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板的块谱疲劳寿命,预测结果和试验数据吻合良好,精度可接受。

关键词：疲劳低速冲击铝合金薄板寿命块谱加载

Ti-6Al-4V/ELI钛合金250℃裂纹扩展性能

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航空材料学报 2018年第4期38卷 123-129页

作者：吕志阳熊峻江赵延广马少俊北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100191 中国航发北京航空材料研究院北京100095 大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室辽宁大连116024

高温环境下裂纹扩展性能是进行航空金属结构损伤容限设计的重要依据。本工作测定典型航空钛合金Ti-6Al-4V/ELI在两种温度(25℃和250℃)、三种应力比(0.06,0.5,–1)下的裂纹扩展性能;采用割线法处理实验数据,获得材料的裂纹扩展速率da/d... 详细信息

高温环境下裂纹扩展性能是进行航空金属结构损伤容限设计的重要依据。本工作测定典型航空钛合金Ti-6Al-4V/ELI在两种温度(25℃和250℃)、三种应力比(0.06,0.5,–1)下的裂纹扩展性能;采用割线法处理实验数据,获得材料的裂纹扩展速率da/d N-ΔK曲线和da/d N-ΔK-R曲面,进行裂纹扩展性能对比分析;通过疲劳断口SEM分析高温和载荷联合作用对裂纹扩展性能的影响机理。结果表明:在相同的应力强度因子变程ΔK下,疲劳裂纹扩展速率da/d N随着应力比R的增加而变快;Ti-6Al-4V/ELI的高温断口表面可见氧化产物和大量二次裂纹,温度升高导致材料裂纹扩展过程逐渐由解理断裂向准解理断裂转变;氧化产物的加速作用和二次裂纹分支的减速作用共同影响材料的裂纹扩展性能,应力比R为0.5或0.06时,氧化加速和分支减速作用基本相抵,裂纹扩展受温度变化影响并不明显,拉压加载下应力比为R为–1时,二次裂纹受温度与载荷的充分影响密集萌生并深化,使得Ti-6Al-4V/ELI在高温环境下裂纹扩展速率慢于室温下扩展速率。

关键词：钛合金裂纹扩展疲劳高温 SEM分析